JPH03148397A

JPH03148397A - 航空機用空気調和装置

Info

Publication number: JPH03148397A
Application number: JP28432489A
Authority: JP
Inventors: Hidefumi Saito; 英文斎藤
Original assignee: Shimadzu Corp
Current assignee: Shimadzu Corp
Priority date: 1989-10-31
Filing date: 1989-10-31
Publication date: 1991-06-25
Anticipated expiration: 2013-05-13
Also published as: JP2748609B2

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】（ニ）産業上の利用分野航空機、特に低−高度でも超音速で飛行できるようにし
末航空機用空気調和装置に関する。

（ロ）従来の技術従来の航空１１ＫＴｈ％Ａては、塔乗者や電子ｌＩ器冷
却のための空気の供給として、エンジンからの抽気を断
熱圧縮し高温高圧とし・これをＪｌ外空気であるラムエ
アとの熱交換１１１によりて冷却し、さらに断熱膨張し
、最適な温度と圧力に調節したの９供給する方法がとら
九ていた。

以下この点を第２図にしたがって具体的に説明する。

第２図は、航空機の空気調和システムの構成を示して−
る。すなわち飛行用のエンジン（１）では、圧縮１１（
ｌａ）によりて取り込まれた外気が圧縮され、燃焼１！
（ｌｂ）でさらに高温にされた後。

タービン（ｌＣ）ｔ−まわしさらにスラスト力を発生す
る。圧縮機（ｌａ）で圧縮さ几た空気の一部は取９出さ
ｎて空気調和用として用いら九る。この抽気はラムエア
（２）と熱交換器（３）によりて熱交換され冷却さｎる
。次にラジアルコンプレッサ（４）によりて断熱圧縮し
、さらに高圧にされ、また再度高温にさ几る。そして、
熱交換−器（５）によって、再度冷却され、こｆ′Ｌｔ
−ラシアミタービン（６）で断熱膨張して冷却空気が得
ら九る。このとき発生する水滴は、クォータセパレータ
（７）によって除去さｎる。また。ラジアルタービン（
６）の回転力はシャフト（８）を介しラジアルコンプレ
ッサ（４）の圧縮動力に用りられる。なお、バイパスバ
ルブ（９）は、ラシアミタービン（６）の出口の温度が
必要以上に低下させないように、冷却さ九ない空気の一
部をバイパスさせる際、この量をコントローμするため
のものである、　　　（０発明が解決しようとする課題従来の航空機ｔＣｊ？いて、低い高度で超音速で飛行し
た場合、エンジンの吸い込み温度が高い上、航空機との
相対速度が高いため空気の全温度が高くなり、エンジン
入口においてさらに高温となる。このため、エンジンに
て圧縮された空気は高温とな）、こｆＬｔ−調温のため
冷却するには、大量の熱を除かなければならない、とこ
　　ろが、冷却に用いるラムエアも全温度が高く。

抽気を充分冷却するにａ、大型の熱交換器が必要となっ
ていた。その上、抽気が高温となるため、熱交換１！ｔ
ｉステンレスやニラケミ基合金等の耐熱合金で製作され
ることから、小型軽量化が困難であった。すなわちこめ
システムでは低空・超音速で飛行する場合には、抽気の
温度は約６５０℃にまで上昇し、これよシ塔乗者の呼吸
用や電子ＩＩ器の冷却用の空気を得るに鉱、大量の熱を
放出する必要がある。と仁ろが、このときラムエアもま
た温Ｍは３００℃近くとなってお）、放熱のための熱交
換器の重量は、現在飛行している航空機（戦闘機）では
第一熱交換器（３）が約２６＃、ｉ二熱交換器（５）が
約４２＃となるもの％ある。

この発明はこのような従来の問題点を解決する！気調和
装置に提供するものである。

ロ　課題聖解決するための手段　− 仁の発明は航空機の飛行速度が上昇して抽気温度が規定
値を越えた場合、塔乗者の呼吸や電子機器の冷却に用い
る。！２気を抽気からの供給から循環空気による使用に
切夛換えるようにしたものである。この循環空気を生成
する一路にはＣ０２除去装置や０２ボンベからの供ｌ＃
装置等が具備さｎる。

切換えのためには抽気の温度を検出し、温度が規定値以
上になったとき信号を出力する手段と、この手段からの
信号を受けて抽気回路系と循環回路系とを切シ換える手
段を有する。

（６）作用抽気温度が規定値以上になると、呼吸用空気や電子機器
冷却用叩気には抽気が使用さ九ないので熱交換器の負担
はなくなる。

（ト）実施例以下第１図に示す実施例につ込てこの発明を説明する。

第２図において＠１！！３と同一符号の部品社第１因と
同一の部品ないし同一の機能を有するものであル、詳細
な説明は省略する。

さて、本発明では空気循環のための回路が追加されてい
るのがわかる。こｎらの図において抽気回路を構成する
主要な機器として、第一熱変換器（３）、第二熱交換！
！　（５）とタービン＝コンプレッサ（４）　（６）が
ある。一方、循環回路には呼吸空気再生用のＣ０２吸着
カラムａ◆と、循環空気冷却用の熱交換＠助がある。さ
らに、本発明による作動ＩＩ−実現するための抽気温度
七ンす（至）と、こｆＬＫ連動した抽気遮断パルプ四・
抽気と循環気の切り換えバルブａりがある。なお、ｍ＠
は、１ａ内与圧域の空９ｃｔ−機外に放出するためのア
ウトフローパルプを示す。また。＠は循環空気用のファ
ンを、＠け燃料ポンプを、＠はコックビットをそルぞれ
示す。

以上の構成において温度センサＱＱによって圧縮ｆｆｉ
（１ａＪの空気温度が規定値（たとえば２５０℃）を越
えている場合には、遮断パルプｌＯＫｊ：りて抽気の供
給を停止状ｍにすると同ｗｆに、切９換えバルブ（２）
によって循環再生空気が供給さルるようにする。循環再
生空気のうち、一度呼吸に使用されたものは、吸着剤０
３（たとえば固体アミンや活性炭などの粒子）が充填さ
九ているカラムα◆の中を通過し、Ｃ０２が吸着除去さ
れたものである。

さらにこの発明が第二に提供する装置について説明する
。図面に示すように、を子ｍｅｏｓの冷却に使用した空
気は、燃料タンク（至）からエンジン（１）に供給され
る燃料と熱交換器四によって、熱交換し冷却さｎ再生さ
ｎる。なお、低高圧超音速の飛行時にアフタバーナ（ｌ
ｃｌ）にも燃料が供給されているため、燃料消費量社通
常の飛行に比べ著しく増加してか）、空気の再生に充分
な放熱容量を有している。さらに、この熱交換器（転）
社、再生空気と液体の燃料−との熱交換のためＤｇＣ対
璧気の熱交換と比べ総括熱伝達係数社高くなってお）、
小型のもので充分である。なお＠扛呼吸用のマスクであ
ｈａ・は呼吸で失われる０２を補うための０２ボンベで
ある。また。この０２ボンベａｈａは、高高度飛行時に
０２分圧が低下するのを−防止するために使用するシス
テムと共用することができる。この場合には、切夛換え
バルブ（６）のうち、呼吸用（１２−ａＪにつ論てのみ
循環側に切り換えて使用することで、０２の再利用がな
され、０２消費を少なくおさえることができる。

本実施例では、吸着剤ａｔ−用−ているが、分離膜や化
テ反応を利押してＣ０２２除去したり。

０２濃度管上けＣ０２濃度を相対的に下げろ等によって
再生してもよい。また。この吸着剤０１には循環空気が
利用されなｈ時に、吸着剤の再生がなされる装置を具備
してもよい。なお熱交換器Ｑηは燃料タンク壁時内に設
置し、タンク内燃料と熱交換しても−よい、この場合、
熱は燃料タンク壁から機体を介し、放熱さ九てもよい。

さらに循環空気は呼吸用と電子機器冷却用とｔまとめた
設計にするなど、本発明の趣旨を逸脱し′１にい範囲に
おいて、さまざまな実施方法が存在するのは言うまでも
ない。

（９発明の効果本発明がもたらす効果従来の超音速航空機用の１２１気調和システムでは、低
高度超音速で飛行する場合を想定してシステムを構成す
るＩＩｇ！の仕様が決めらｎていた。

外工ば８ｅａ　ｌｅｖｅｌ　、　Ｍ　＝　２　（海抜Ｏ
ｅ−ｒｙハ数＝２）では、気温２７℃のとき、ラムエア
の全温度は２６７℃になシ、さらにエンジン圧縮機では
この空気を断熱圧縮するため６００℃以上となる。

このため、各機！Ｉは、この条件のときを最高使用温度
として設計さ九てお）、便用材料にはステンレス等の耐
熱合金が採用され、熱交換！ｌ！は高温のラムエアに放
熱できるだけの熱交換面積が確保さルている。本発明ｋ
Ｍいた場合、低高度超音速で飛行する際は、機内の空気
は循環によって賄われ、高温の抽気や高温のラムエアは
使用されな−ことかーら、機器の耐熱温度が低くなル、
７ミミ合金や複合材料などの軽量部材の使用が可能とな
る。さらに、高温のラムエアに放熱する必ｌ！がなくな
るため、熱交換器の放熱向積を小さくとることができる
。この結果、＊器を小屋軽量化することができる。

具体的な実施例においては搭載機＠は次のように軽量化
がなされる。

■熱交換器のアミミ合金またはアミミリチウム合金化−・・・・・−・・−・・約４０
＃減■バミプ類のアミミ合金またはアミミリチウム合金化・・・・・・・・−・・・・・・
約１１＃減■遮断バ〃プ（６）・切〕換エバミブ（２）
の追加−・−・・−・−・・・・・・・・・・・・・・
・・・・・・・・・・・・・−約５＃増■熱交換＠四の
追加・・・・−・−・・・・・・・・・・・軸約３．５
＃増■吸着カラ五ａ◆他、呼気再生回路の追加・・・・
・・・−・・・−・・・・・・・・・・・−・・・・・
・・・・・・・・・・・・・・−・・・・・・・・−約
４．５＃増その他、ダクト類の複合材料化による軽量化
とを併せ、これらｔ差引すると約４０＃程度の重量軽減
が実現することになる。

さらに軽量化以外に１次の効果を−も°たらすことがで
きる。

すなわち、超音速での飛行の際に抽気がなさｎなくなる
ためスラスト力の低下がな（な）。

飛行能力の向上やエンジン効率の改善ができる。

また放射能・化学物質等の汚染墾域を飛行する際、循環
呼吸空気とすることによ）汚染鉋気による被害を防止す
る呼気循環システムと共用することができる。さらに、
循環空気回路作動時にはラムエアが不用となるため、こ
のときラムエアの取り入れ口を閉じるようにすることく
よって、ｍ体の空気抵抗は減少する。特にこの場合、超
音速飛行であるにめ、この抵抗減少効果には著しいもの
がある。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明による航空機の空気調和システムの例を
示し、第２図は従来の航空機の空気調和システムの例を
示す。１−・・エンジン　　２・−・ラム　　３・・・第一熱
交換！！　　　５−・・第二熱交換＠　　　４．６−タ
ービンニコンプレラサ　　１０−４に気温度センサ１１
＝−逍断バミプ　　１２−・・切り換えバルブ１３−・
−吸着剤　　１５・・一電子ｍｓ１口−・・燃料タンク
　　１フー・熱交換器１８−−・呼吸用マスク　　１９
−ｏ２ボンベ特許出紬人株式会社　島　津　製作所、、
、、。已Ｓン・、、：二１

Claims

【特許請求の範囲】

（１）エンジンの圧縮機からの抽気を、機外空気と熱交
換をした後、断熱膨張により航空気内の調温調圧を行う
空気調和装置において、機内空気を搭乗者の呼吸用とし
て適切な組成に再生し再利用する循環空気再生装置と、
前記エンジンからの抽気と、再生された空気のいずれか
を切換えて航空機内に供給する切換機構と、エンジンか
らの抽気部分の温度を検出し、温度が期定値以上になっ
たとき、信号を出力する温度検出器とを具備し、この温
度検出器からの出力信号によって前記切換機構が作動し
て抽気の供給が停止され、循環空気が供給されることを
特徴とする航空機用空気調和装置。
（２）エンジンの圧縮機からの抽気を、機外空気と熱交
換をした後、断熱膨張により航空機内の調温調圧を行う
空気調和装置において、温度が上昇した循環空気から燃
料に放熱する循環空気冷却装置等から成る空気循環回路
、エンジンからの抽気と前記循環回路による循環空気と
を切り換えて航空機内に供給する切換機構と、エンジン
からの抽気部分の温度を検出し、温度が規定値以上にな
ったとき、信号を出力する温度検出器とを具備し、この
温度検出器からの出力信号によって前記切換機構が作動
して抽気の供給が停止され、循環空気が供給されること
を特徴とする航空機用空気調和装置。